近日在成都突发了一起飞行事故，一架歼10坠毁在成都；飞行员安全弹射落地。如无意外，这又是一起发动机故障引起的坠毁。本文解读歼10系列与各型发动机之间的历史纠葛。

一：俄制AL-31F系列发动机挽救了歼10项目

根据《中国航空工业大事记》的记载，歼10的发动机选型会议是由航空工业部科技委于1983年6月9日-16日在北戴河召开的。会议上提供了三种发动机备选，分别是涡扇六改、涡喷15、太行发动机。无记名、加权平均的投票结果是航空工业部决定选择太行发动机，但国防科工委当时却否定了这一结果，选择了涡喷15发动机。

涡喷15发动机是我国测绘苏联米格23战斗机的R-29-300发动机的型号，虽然推力指标很高——与AL31F相同；但是它的重量和尺寸、耗油率都太大，从性能上讲是很落后的，这也是它后来被淘汰的原因。科工委选择涡喷15的唯一理由就是他们认为这个型号较为可靠，换句话说，当时国务院（科工委是国务院部门）并不看好涡扇六改和太行发动机。

至今为止我国所有投入服役的国产航空发动机，没有一台是严格意义上完全独立研制的。从一型叶片，一个轮盘开始研制，逐渐组成一级压气机转子、一级涡轮；再逐步扩展级数成为基本完整的高、低压气机和涡轮组合；继而组成发动机的核心机乃至于完整的燃气发生器进行试验，最后由此衍生出型号验证机，并最终完善成装备型号——这种事情在中国已公开的航空发动机中还从未出现过。

这种上游研究的长期欠缺，使我国无法在发动机领域形成扎实详尽的自有理论、试验基础和设计依据、手段。在型号研制过程中，研制人员不得不参考各型已有发动机，采用相似原则缩放设计甚或是直接测绘、逆向工程，将不同国家不同型号发动机的各个部分进行拼凑整合。

正是在这种背景下，涡扇6这个性能指标奇高（12.6吨推力）、研制难度空前的型号从1964年10月开始初步设计，却出现了在1966年便完成全部图纸，开始试制样机的神奇速度。在这种隐患重重的设计中，大量部件之间性能匹配与协调运转的缺陷又被隐藏在材料与工艺的不足下；数量严重不足的试制部件和样机更是使得这些盘根错节的故障根除起来极为艰难，穷尽手段仍然不见回天。

我国作为一个后起的工业追赶国家，不可否认在科研工程、工业生产中普遍存在很强的功利投机心态，往往是只要措施有效，便无所谓机理不明；这种得过且过的心态必然在未来发展中招致巨大的损失。航空发动机研制这种结构精密复杂、工况残酷恶劣，重量体积控制苛刻的大型工程就是典型，诸多因素环环相扣，牵一发而动全身；机理不清楚下凭借浅薄经验和主观猜测提出的设计方案、改进措施，其效果如何几乎只能取决于运气。

涡扇6在1982年下马的一刻，突然从停滞已有数年的研发状态中完成了24小时持久试车拿到了飞行合格证，堪称人间奇迹。虽然并未装机试飞过，但它的实际水平仍然可以通过后续的昆仑发动机看出来。昆仑发动机的高、低压气机结构分别来自斯贝和涡喷13发动机，而燃烧室、涡轮、加力燃烧室等其它结构继承自涡扇六发动机设计。该款发动机可靠性极差，装机以后反复出现燃油渗漏、喷火舌、冒烟等现象；而涡扇六上声称最终成功克服的高温、振动、喘振三大毛病，昆仑更是一个不少，由此引起的试飞坠毁事故最终导致歼八III的下马。

90年代末期的昆仑尚且如此，80年代初期的涡扇六真实水平如何，不望而可知。而众所周知的一点是，太行发动机正是来自于主持涡扇六、涡喷13发动机研究的单位；而它完成基础设计的时间，也正好在90年代末期以前。歼10在那个被苏27和其它诸多因素冲击得风雨飘摇的年代，试飞阶段的坠机事故极有可能就意味着整个项目的下马——就像歼八III一样；在命运与历史的绞缠中，俄罗斯的AL-31F发动机拯救了歼10项目。

二：俄制AL-31F发动机系列的润滑设计存在较严重的可靠性缺陷

虽然AL-31F发动机是苏联研制苏27时的配套工程，但严格的说它在当时也并不是一种全新设计的产物，而是在AL21涡喷发动机的基础上参照了大量RD33发动机设计发展而来。歼10上装配的AL-31FN发动机是针对单发飞机安装要求而推出的一种小改型，主要的改进有两个：首先是将附件传动箱从发动机上面转移到下面，但附件传动机匣的位置仍然不变；其次拆掉了内外涵流道的分流隔板。从性能变化上说，AL-31FN的长度少了40mm，重量轻了23公斤，耗油率稍微高了一点；其它都保持不变——包括AL-31F的各种缺陷。

大多数针对AL-31F发动机家族缺陷的评论都指向了材料性能较低、工艺落后，或者是涉及性能方面的设计过时：比如该发动机高温部件采用的还是定向凝固合金，工作温度较低；未能采用一体式压气机盘，压气机叶片与轮盘之间居然还采用着强度较低的螺栓连接方式；整体架构较为落后，风扇和总压气机级数过高等等。

实际上这些缺陷固然存在，但影响的主要是和性能有关的指标；包括发动机的推力大小、使用寿命、发动机整体重量等等。AL-31F家族最大的可靠性瓶颈来自于它的支承结构和在此基础上展开的润滑系统设计。涡扇发动机作为一种依靠部件旋转做功的燃机，它的核心运动部件包括风扇、低压压气机、高压压气机、涡轮都安装在转子上；而转子要把自身载荷传递给整个发动机匣，就要通过支承结构和轴承实现。

在涡扇发动机的运转过程中，支撑着转子高速旋转的轴承一直处于重载荷（相当于7~9.2吨）、高转速、高温度（可以达到260度以上）的状态下。因此对轴承进行大压力、高流量的润滑，减小摩擦并带走热量降低温度就成为保障发动机工作的基础前提。

一旦轴承得不到充足的润滑，转动阻力会迅速加大，温度迅速升高；局部的摩擦热量会使摩擦面上出现变形和摩擦显微焊合、乃至于局部融化，而这些微小的焊点随之又会在旋转作用下被撕裂。这种轴承部件之间粘着——撕裂——粘着的循环发展到最后，就是轴承丧失旋转精度、最终卡死抱轴，发动机也必然随之停车。

在较为落后的发动机设计中，润滑系统可靠性不高是普遍现象。比如我军1985年发动机空中停车事故中，发动机润滑系统故障引起的事故就占43%。美国TF34发动机在1983年发生了90次事故，润滑故障占28%。而AL-31F发动机由于支承设计较为复杂，比如它采用了双中介轴承、四轴承低压转子的设计；轴承的润滑可靠性一直很差，而同期的RD33发动机则少有此类问题。要彻底解决AL-31F的润滑可靠性问题难度非常大，因为完全改变支承设计的话，无异于重新设计发动机。

在AL-31F的设计中，发动机降转是润滑系统压力过低以后的保护动作；因此一旦出现发动机降转警报，就意味着AL-31FN发动机的轴系润滑已经严重不足，空中停车就会很快到来。比如中央电视台重点报道过的李峰驾驶无动力歼10迫降事迹中，李峰第一次接到发动机降转报警后立刻开始返场；在这个过程中他在保持必要飞行高度的前提下将发动机转速控制到最低，以延缓发动机空中停车。当距离机场6公里时，出现第二次发动机降转警报；到3.8公里时，发动机就彻底停车

排除本次尚未得出结论的事故以外，歼10自研制以来所有的坠毁事故中，除了一次是由于飞行员云间错觉引起外，全部是由于发动机问题导致的。根据海军发动机专业的公开文献，我国曾经多次就AL-31F系列发动机的润滑缺陷问题咨询俄罗斯的设计和生产单位。而俄方表示他们进行过设计方面的改进，但受资金的限制未开展试验验证，也无法给出从设计原理上解决故障的措施。

说到底，俄罗斯人对于AL-31F系列发动机的润滑缺陷就是两个态度：我自己不那么在乎，凑合就行了；你想改进，先拿钱来。这其中的关键原因之一，就是AL-31F的可靠性问题在歼10这样的单发高性能战斗机上比较突出，但在苏27平台上的影响却要小得多得多。

三：歼10对发动机带来的要求苛刻，远远超出AL-31F设计预想

和苏27相比，歼10平台的不同除了单发动机以外，这种后期型三代机还异常的强调高敏捷飞行。高敏捷飞行的内容有很多，但通俗的解释起来就是通过允许、鼓励飞行员进行更粗暴、更狂野、更猛烈的极端性操纵，把飞机的机动性发挥到极限。

比如在进入、退出大过载状态方面，高敏捷飞机的速率就要大得多——早期三代机需要3-4秒才能从平飞状态进入到极限机动状态，或者从极限机动状态退出，而高敏捷飞机只需要2秒甚至更短。F14、F15、苏27这样的早期三代机滚转性能都比较差，而歼10这样的飞机设计指标上不仅最大滚转速度要达到270~300度/秒这样的人体耐受极限；而且尤其强调在最短的时间内达到最大滚转速度并急剧退出的能力。

这种设计对飞机的气动、控制和结构都有着很苛刻的要求。主持歼10试飞工作的周自全就曾经在阐述结构试飞工作时评论：“与纵向阶跃操作一样急剧滚转加上急剧制动是对飞机结构最严格的考验”。这样的评价又何尝不适用于发动机，然而正是在这一方面，AL-31F表现是不合格的，尤其是在歼10平台上。

在发动机的寿命标准中，时间其实是一个很宽松的标准，真正的要害在于使用强度。比如美国F100发动机最初服役时突然爆发的大面积故障，以至于引起F15群体趴窝，就是因为发动机在实际使用中的强度远超过设计者的预想。F15飞行员在高机动飞行中反复的频繁推拉油门杆，使发动机在各种过载变化、恶劣进气条件下的转速和温度都处于反复的剧烈变化中；使发动机部件承受的多变应力循环数达到设计标准的数十倍。

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